关 键 词：

四旋翼 飞行器 自动驾驶仪 设计

资源描述：

压缩包已打包上传。下载文件后为完整一套设计。【清晰，无水印，可编辑】dwg后缀为cad图纸，doc后缀为word格式，所见即所得。有疑问可以咨询QQ 197216396 或 11970985

内容简介：

中 北 大 学毕业设计任务书 学学 院院、系系：信息与通信工程学院、电气工程系专专 业业：电气工程及其自动化学学 生生 姓姓 名名： 学号：学号： 论论 文文 题题 目目：四旋翼飞行器自动驾驶仪设计起起 迄迄 日日 期期: :2013 年月日 2013 年月日指指 导导 教教 师师: : 系系 主主 任任: : 发任务书日期: 2013 年 月 日 毕 业 设 计 任 务 书1毕业设计课题的任务和要求：任务:根据四旋翼飞行器具有重量轻、体积小、功耗低、性价比高的特点，提出了一种数字式飞行控制系统的总体结构。飞行控制器是四旋翼飞行器自动驾驶仪的基本组成部件。采用模块化设计思想，设计开发了一种基于高性能单片机为核心的飞行控制器。要求：1.对四旋翼飞行器飞行控制系统进行需求分析，提出飞行控制系统的总体结构； 2.完成四旋翼飞行器自动驾驶仪的核心组成部分飞行控制器的设计，研究飞行控制系统的工作原理，设计和实现各部分工作电路； 3.做出相关电气设计图。2毕业设计课题的具体工作内容（包括原始数据、技术要求、工作要求等）： 四旋翼飞行器在军事和商业领域具有很高的应用价值，飞行控制计算机是四旋翼飞行器自动驾驶仪的核心组成部分。采用模块化设计思想完成飞行控制器电路的设计。要求：(1)根据四旋翼飞行器飞行控制系统的需求，提出一种数字式飞行控制系统的总体结构。(2)根据飞行控制器的工作原理完成传感器、处理器和执行器系统硬件的选型，设计和实现各部分工作电路。(3)做出相关电气设计图。(4)外文翻译不少于 3000 字。(5)完成毕业设计。毕毕 业业 设设 计计 任任 务务 书书3对毕业设计课题成果的要求包括毕业设计、图纸、实物样品等：1.毕业设计说明书字数不少于 1.5-2 万字（含设计分析与计算实验及数据处理程序等）。2.参考文献不少于 15 篇。 3.设计结果应提交毕业设计说明书，并相应的做出该设计的电气原理图和相对应的软件程序。4毕业设计课题工作进度计划：起 迄 日 期工 作 内 容2013 年 2 月 23 日-3 月 20 日 3 月 21 日-4 月 25 日 4 月 26 日-5 月 15 日 5 月 16 日-6 月 10 日 6 月 15 日-6 月 25 日收集资料，熟悉设计工作完成主体设计工作写毕业设计说明书设计说明书交指导教师批改，学生修改毕业设计说明书毕业设计答辩学生所在系审查意见：系主任： 年 月 日 中 北 大 学毕业设计开题报告学学 生生 姓姓 名名： 学学 号：号： 学学 院院、系系：信息与通信工程学院、电气工程系专专 业业 ：电气工程及其自动化设设 计计 题题 目目：四旋翼飞行器自动驾驶仪设计指指 导导 教教 师师: : 2013 年 3 月 日 毕毕 业业 设设 计计 开开 题题 报报 告告1结合毕业设计情况，根据所查阅的文献资料，撰写 2000 字左右的文献综述：文文 献献 综综 述述1 本课题的选题背景意义四旋翼飞行器设计任务的到来，为研究和设计超小型飞行器创造了条件。当前，四旋翼飞行器的研究还处在初级发展阶段。随着微米纳米科技的迅猛发展和微电子机械系统(MEMS)的蓬勃兴起，可以看到，四旋翼飞行器可能会走向实用化，急需解决的关键技术和难点还很多，有些问题甚至在较长一段时间内都可能难以解决，只有用现有的技术尽最大可能地解决现有的问题，我们才能不断地走在科技发展的前列。四旋翼飞行器的研制是一项包含了多种交叉学科的高、精、尖技术，其研究水平在一定程度上可以反映一个国家在微电子机械系统技术领域内的实力。它的研制不仅是对其自身问题的解决，更重要的是，还能对其它许多相关技术领域的发展起到积极的推动作用。 四旋翼飞行器的研究领域十分广阔，并且随着研究的不断深入，其研究范畴还在继续扩大。本课题不可能将所有问题都包含其中，而只能就其中的部分技术问题开展一些探索性研究工作12。自动驾驶仪原意是用自动器取代驾驶员，但是，一直到现在，作为自动飞行控制系统基本组成部分的自动驾驶仪实际上并无法完全取代驾驶员的职能，只有最完善的自动飞行控制系统才能真正取代驾驶员，实现全自动飞行3。自动驾驶仪的基本功能可以列举如下：（1）自动保持三轴稳定，具体地说，即自动保持偏航角和俯仰角与某一希望角度，滚转角保持为零进行直线飞行。（2）驾驶员可以通过旋钮或者其他控制器给定任意航向或俯仰角，使飞机自动改变航向并稳定于该航向，或使飞机上仰并保持给定俯仰角。（3）自动保持飞机进行高度飞行。（4）驾驶员通过控制器操纵飞机自动爬高或俯冲，达到某一预定高度，然后保持这个高度4。 2 本课题的发展历程和现状（一）国外的研究成果 UVA，即没有出现在机飞行员的飞行器。它包括：旋翼式飞机、直升机、软式小型飞船以及其他飞行器。相对于有人驾驶的系统而言，UAV 具有很多优势（例如机动性，即瞬时改变姿态的能力），近些年来在控制和商业领域已经产生了相当客观的利润5。UVA 的有事包括搜寻和营救、监视、远程检查、以及使飞行员免于危险条件下飞行的军事应用等。主要应用有：难以接近或很难到达的工作环境（例如星际飞行）；危险的工作环境（例如战争中）；飞行单调的工作环境；飞行时间长的工作环境（大气观测，数据传输等等）；及时是熟练的飞行员也不能胜任的飞行条件（例如，电影特技，飞行器的试验飞行等等）67。 人类的进步与创造性的幻想是分不开的。十八世纪后期，气球出乎意料地把人轻而易举地送到空中，开创了人类飞行实验的新纪元，并为后来飞机的上天开辟了道路。1903 年，美国莱特兄弟成功研制出世界上第一架能载人飞行的动力飞机，从而真正揭开了人类近代航空发展史的序幕8。人类对四旋翼飞行器的梦想和渴望由来己久，但受到理论认识和科技发展速度制约，四旋翼飞行器在很长一段时间里并未得到足够的重视和发展。四旋翼飞行器的设计最早可以追溯到 1907 年，在 Richet 教授的指导下，Breguet兄弟 Louis 和 Jacque 制造了第一架旋翼式飞行器，Breguet-Richet 四旋翼飞行器的框架是由四个长长的焊接钢管支架组成，并按水平十字交叉形式分布，处于对角线位置的旋翼，其中一对按顺时针方向旋转，而另一对按逆时针方向旋转9。据说该四旋翼飞行器已经飞了起来，并且携带飞行员飞到了 1.5m 的高度，但飞行时间很短。然而这次飞行中没有用到任何的控制，可想而知，四旋翼飞行器的这次飞行的稳定性是很差的10。过莱特兄弟研制的第一架动力飞机试飞陈功。此后，飞行器在科学和民用领域得到了人们广泛的认可，并最终成为了运输、娱乐和战争的可行性选择11。自从那时起，技术上已经有了很大的进步，并且开发的飞行器种类也越来越多。除了飞机，20 世纪初期也已经制造出了直升机12。旋翼式直升机中有一种叫做 Ouadrotor 的垂直起降机，也就是本人提到的四旋翼直升机。Ouadrotor 这一概念很久以前就已经提出了13。20 世纪初，法国科学家和学者 Charles Richet 制造了一个非常小的、没有驾驶员的旋翼式直升机。尽管该旋翼式直升机的飞行试验没有成功，但是这个实验使得Richet 的一个学生 Louis Breguet 获得了灵感，并且不久之后成为了著名的航空学先驱。1906 年的下半年，在 Richet 教授的指导下，Breguet 兄弟来自于著名的 Breguet钟表制造世家，并且具有丰富的工作原理知识和足够进行一系列设计工作的资金14。1907 年，Breguet 兄弟制造了他们的第一架旋翼式直升机，即 Breguet-Richet “旋翼机 1 号”。Breguet-Richet 四旋翼直升机的框架是由四个常常的焊接钢管支架组成，并按照水平十字交叉形式分布，看起来有点像几个梯子装配在一起。1907 年 8 月和 9月间，“旋翼机 1 号”在法国北方小镇杜埃进行了第一次飞行试验。据说该四旋翼直升机已经飞了起来，并且携带飞行员飞到了 1.5 米的高度，但飞行时间很短15。然而这次飞行中没有用到任何控制，可想而知，四旋翼直升机的这次飞行处女秀的稳定性是很差的。George De Bothezat 在美国俄亥俄州西南部城市代顿的美国空军部建造了另一架大型的四旋翼直升机16。直升机四个螺旋桨的直径每个都是 26 英尺，并且全部的四个螺旋桨都是由一个发动机带动的。虽然 De Bothezat 四旋翼直升机先后进行了 100多次飞行试验，但是仍然无法很好的控制其飞行，并且没有达到没过空军标准。20 世纪 30 年代，出现了一种叫做 Oemichen 的四旋翼直升机，该直升机首次实现了 1km 的垂直飞行17。紧接着 Convertawings 在纽约的 Amitycille 又制造了一架四旋翼直升机。该飞行器的螺旋桨在直径上超过了 19 英尺，并通过机翼产生向前的飞行的升力。该四旋翼直升机在设计中用了两个发动机，并且通过改变每个螺旋桨提供的推力来控制飞行器。虽然 Convertawings 四旋翼直升机飞行很成功，但遗憾的是由于缺乏对于这种飞行器的兴趣，导致了工程设计人员研究的停止1819。在此之后的数十年中，四旋翼直升机没有什么大的进展。然而，近几十年来，四旋翼直升机又引起人们极大的兴趣，很多学术论文不断发表。结构上进行了优化，动力学特性上进行了深入研究，尤其是传感器也进行了大胆的尝试，控制方法上更是不断尝试新方法。这些资料可以增进研究和爱好者对四旋翼的了解和认识2021。（二）国内的研究成果 近几十年来，四旋翼直升机又引起人们极大的兴趣，很多学术论文不断发表22。结构上进行了优化，动力学特性上进行了深入研究，尤其是传感器也进行了大胆的尝试，控制方法上更是不断尝试新方法23 。虽然国际上针对四旋翼飞行器已经进行了相当广泛和深入的研究，但在国内，目前这一方面的研究成果还很少。3 本设计完成的主要工作 飞行控制计算机是自动驾驶仪的核心组成部分，也是实现技术的主要内容。 1.首先应该进行系统的硬件选型，然后重点研究自动驾驶仪的设计思路和系统的工作原理，设计和实现各部分工作电路2425。 2.对自动驾驶仪控制系统进行需求分析，并且提出总体结构。 3.简单分析自动驾驶仪的结构形式，重点分析其工作原理。参考文献参考文献: :1 肖永利，厘米级旋翼微型飞行器研究与设计，J，上海，上海交通大学，2001 2 Gordon Leishman J, The Breguet-Richet Quad-Rotor Helicopter of 1907, AHS International Directory, 2001: 14 3 李路明，王立鼎，MEMS 研究的新发展微型系统及其发展应用的研究，光学精密工程，2006，5(1)：6773 4 Fukuda T, Ishihara H, Arai F, Microrobotics, current of art and future, IEEE Symposium on Emerging Technologies & Factory Automation, 2003, 3(2): 2939 5 Mckerrow P, Modelling the Draganflyer four-rotor helicopter, IEEE International Conference on Robotics and Automation, 2004, 4(2): 35963601 6 Suresh K K, Kahn A D, Yavrucuk I, GTMARS-Flight Controls and Computer Architecture, Atlanta, Georgia Institute of Technology, 2000: 162178 7 Bouabdallah S, Siegwart R, Backstepping and Sliding-mode Techniques Applied to an Indoor Micro Quadrotor, IEEE International Conference on Robotics and Automation, Barcelona, 2005, 4: 22472252 8 Bouabdallah S, Murrieri P, Siegwart R, Design and Control of an Indoor Micro Quadrotor, IEEE Transactions on Robotics and Automation, 2004, 5(1): 43934398. 9 Scott D, Hanford, Lyle N Long, A Small Semi-Autonomous Rotary-Wing Unmanned Air Vehicle(UAV), University of Pennsylvania, 2005: 20057077 10 胡宇群，微型飞行器中的若干动力学问题研究，J，南京航空航天大学，2002 11 申安玉，申学仁，李云保，自动飞行控制系统，北京，国防工业出版社，2003：511 12 鲍可进，C8051F 单片机原理及应用，北京，中国电力出版社，2006：15291 13 HMR2300 Digital Compass Solutions Users Guide, Honeywell, 2004 14 NovAtel FlexPak 接收机, http: /www. navchina. com/Article_gps. asp?ArticleID=156 15 GPS700 Ll/L2 Antennas, NovAtel Inc, 2004 16 OEM4 Family Installation and Operation User Manual, NovAtel Inc, 200417 SRF05 Ultra sonic range finder Technical Specification, http: /www. Robot-electronics. co. uk/htm/srf05tech. shtml 18 A2915 外转子无刷直流电机，http: /www. 3jmodel. com/product. asp?id=839 19 林颖，SP2338 串口扩展芯片在汽车行驶记录仪中的应用，汽车电子，2004，5(3)：8489 20 彭琦，低成本串口扩展方案在银行柜台密码键盘设备中应用，电子产品世界，2004，8(6)：143148 21 TL16C554 Asynchronous Communications Element Datasheet, Texas Lnstruments Incorporated, 2008 22 徐玉，韩波，李平，基于 AVR 的舵机控制器设计，工业控制计算机，2004，17(11)：19419923 肖业伦，飞行器运动方程，北京，航空工业出版社，2002：63109 24 潘新民，王燕芳，微型计算机控制技术，北京，电子工业出版社，2003：126158 25 蒋心怡，吴汉松，陈少昌，计算机控制工程，长沙，国防科技大学出版社，2002：98127Comment 中中中中1: 研究途径没有针对性写Comment 中中中中2: 研究途径没有针对性写，需要补充Comment 中中中中3: 这是什么图，需要加标注 毕毕 业业 设设 计计 开开 题题 报报 告告本课题要研究或解决的问题和拟采用的研究手段（途径）：1 1 本课题要解决的问题本课题要解决的问题1.1 如何对自动驾驶仪控制系统进行需求分析，提出飞行控制系统的总体结构；1.2 把小扰动线性化的数学模型作为四旋翼飞行器控制对象，进行控制率设计；1.3 如何对系统硬件进行特性选型和分析；1.4 仿真参数的设置、仿真调试过程中出现的问题（数据类型的匹配问题等）如何解决。2 2 本课题拟采用的研究途径本课题拟采用的研究途径2.1 飞行控制系统总体结构根据四旋翼飞行器飞行控制系统需求，采用如图所示的数字式飞行控制系统来实现。 图 1 飞行控制系统模块框图图中虚线以上部分是空中机载平台，其核心是基于 C8051F020 的飞行控制计算机。机载平台还包括一些非常重要的传感器。机载平台和地面控制站之间通过无线接受发送器进行数据交换，地面控制站主要负责飞行监控和飞行任务的制定，而机载平台负责导航和飞行控制。地面控制站接收机载平台的飞行信号，以便飞行控制人员监控自主飞行，调整控制策略或者在必要的时候将自动飞行切换到手动，由飞行员通过遥控器来控制飞行器的飞行。另外，地面上还提供一个 DGPS 基准站，配合机载平台上的 DGPS 一起工作，以提供更加精确的测量结果。2.2 系统硬件的选型和特性分析1. 处理器 鉴于飞行控制系统需求，特别是为了达到其控制性能要求的情况下，满足重量轻、体积小、功耗低和成本低要求，处理器考虑在集成度高的高性能单片机中选择。C8051F020 芯片几乎无需增加额外芯片就能满足要求。2. 传感器 为了测量四旋翼飞行器的 3 轴角速度和 3 轴线加速度信息，系统选用航天长城科技有限公司的 MIN-IVA900 惯性测量单元模块。由于惯性测量单元的误差随时间积累，单独提供飞行器的姿态信息不能满足系统的自主飞行控制要求，因此需要使用三轴磁航向计对惯性测量单元的航向姿态信息进行修正。系统选用霍尼韦尔公司的三轴智能数字磁航向计 HMK2300 来检测磁场的强度和方向，通过 RS-232 或者 RS-485 协议与外界通讯。系统选用 DGPS 来确定四旋翼飞行器的位置。3. 执行器 由于四旋翼飞行器要求成本低、重量轻，系统选用 A2915 外传子无刷直流电机。A2915 无刷直流电机工作电压为 7.2-16.8VDC，电流为 3-35A 功效为 90，重量仅为 154g，通过改变电机电枢电压接通时间和通电周期的比值(即占空比)来改变平均电压的大小，从而控制电机的转速。2.3 自动驾驶仪配置1. 根据四旋翼飞行器飞行控制系统的需求和系统硬件的选型，自动驾驶仪采用如下配备方案： (1)提供足够的程序存储空间和数据存储空间。(2)提供 4 个 RS-232 标准的串行通信口，1 个 I/O 口，分别分配给惯性测量单元模块、磁航向计、DGPS、数字电台和高度计。(3)提供 4 路控制电机的高精度 PWM 控制信号。(4)提供 4 个 I/O 口，用来采样 4 个电机的转速信号。2.自动驾驶仪设计根据飞行控制计算机的配置和 C8051F020 的特性，设计飞行控制计算机结构如图Comment 中中中中4: 这是什么图，需要加标注，并简短说明该图是干什么的所示。 图 2 飞行控制计算机结构基于四旋翼飞行器体积小、重量轻、功耗低的特点，挑选材料时，尽可能选用贴片封装的电阻、电容及元器件，使整机重量减轻，尽可能选用低功耗的 CMOS 元器件，使整机功耗降低。考虑到控制程序可能用到大量数据，需要较大的内存空间，因此采用静态 RAM 芯片 IS62C256 在 C8051F020 片外扩展了 32KBSRAM。2.4 控制率的设计四旋翼飞行器控制系统的结构框图中包括 6 个控制回路，设计的控制律简要总结如下：(1)俯仰(滚转)姿态控制回路，采用参数最优法整定的比例积分控制。(2)偏航角控制回路，采用比例分离法整定的比例积分控制。(3)前向(侧向)位置控制回路，使用凑试法整定的比例积分控制。俯仰(滚转)姿态控制回路作为内回路设计，前向(侧向)位置控制回路作为外回路进行设计。(4)高度控制回路，使用凑试法整定的比例控制。由于引入四个控制量，因此四旋翼飞行器的俯仰、滚转、偏航和高度运动可分别通过四个控制输入量来独立实施控制。小扰动线性化的数学模型，作为四旋翼飞行器控制对象进行控制系统设计，姿态控制作为内回路，位置控制作为外回路，采用经典的比例积分微分控制方法，设计了姿态控制律和位置控制律，进行了数字仿真。2.5 数字仿真 （1）俯仰(滚转)姿态控制对于俯仰(滚转)姿态回路，采用比例积分控制，能够保证系统的稳定性，稳态误差为零，并且系统响应速度快，趋于稳态时的速度很快，系统性能得到有效地改善。 （2）偏航姿态控制 偏航姿态回路在没有控制的情况下，系统随着时间的增加，偏航角线性增长，动态性能和稳态性能都很差。对于偏航姿态回路，采用比例分离法，能够保证系统的稳定性，稳态误差为零，并且响应速度较快，系统性能得到有效地改善。 （3）前向(侧向)位置控制 前向(侧向)位置回路在没有控制的情况下，系统动态性能较差，稳态误差较大。由于俯仰(滚转)姿态内回路中的比例积分控制抵消了位置控制回路中的积分环节，为使系统的稳态误差为零，位置控制系统的外回路仍采用比例积分控制设计方案，能够保证系统的稳定性，稳态误差为零，系统性能得到有效地改善，但是系统趋于稳态时的速度一般。 （4）高度控制 高度回路在没有控制的情况下，系统随着时间的增加，高度线性增长，动态性能和稳态性能都很差。考虑采用简单的比例控制对高度回路进行控制，改善系统的动态性能和稳态性能。 毕毕 业业 论论 文文 开开 题题 报报 告告指导教师意见指导教师意见：1对“文献综述”的评语：该设计的文献综述详细阐述了本课题的选题背景、自四旋翼飞行器的发展和国内外现状。有关论文各方面的工作基本能满足老师的要求，同时整体进程也比较符合学校对于毕业设计时间安排。2对本课题的深度、广度及工作量的意见和对设计结果的预测： 飞行控制计算机是四旋翼飞行器自动驾驶仪的基本组成部件。采用模块化设计思想，设计开发了一种基于 C8051F020 高性能单片机为核心的飞行控制计算机。该设计需要熟悉和掌握 C 语言程序设计基础、单片机原理及应用、自动控制原理、电机学、现代控制理论等基础知识的运用。本毕业设计具有一定的深度和广度，工作量也适中。学生理解较为透彻，准备比较充分，基本知识点还算掌握牢固；工作态度认真，能够按时完成老师交待的工作任务，并且根据自己的理解提出解决问题的思路，办法。预计能够按时完成本毕业设计。同意开题。 指导教师： 年 月 日所在系审查意见： 系主任： 年 月 日中 北 大 学 毕业设计说明书评语学院： 信息与通信工程 专业 ： 电气工程及其自动化 姓名： 学 号： 题目： 四旋翼飞行器自动驾驶仪设计 指导教师评语：段鹏敏同学较好的完成了任务书所要求的任务，设计一种重量轻、体积小、功耗低、性价比高的四旋翼飞行器，因此设计的研究在应用上有一定的创新点。在毕业设计期间态度端正、积极上进，勇于提出问题，有钻研精神。 该同学在本设计中详细的说明了各种设备选择的最基本的要求和原则依据。课题任务是设计研究的四旋翼飞行器对象尚处于原理阶段，在重量、体积、微小型惯性导航器件、无线通信、飞行控制系统等方面都还需要做进一步研究设计说明书综述较为完整，理论基本正确，结构较为严谨合理，文理较通顺，技术用语基本准确，图标完备，符合规范。同意该同学参加学士毕业设计答辩。建议成绩： 指导教师(签字)： 年 月 日中 北 大 学 毕业设计说明书评语学院： 信息与通信工程 专业 ： 电气工程及其自动化 姓名： 学 号： 题目： 四旋翼飞行器自动驾驶仪设计 评阅人评语：由设计说明书可知，段鹏敏同学完成毕业设计规定的任务，设计了四旋翼飞行器自动驾驶各部分电气图。该设计是一种重量轻、体积小、功耗低、性价比高的四旋翼飞行器，具有一定的创新性，选题也有一定的实际意义。所完成的设计基本原理正确，说明书对总体设计及各模块的描述比较详细。设计是针对四旋翼飞行器作了一些基础性的研究工作，四旋翼飞行器的后续工作还有较长的路要走。 。该同学毕业设计说明书文理较为通顺，内容较为具体，条理较为清晰，图标基本完备，格式规范。 同意段鹏敏同学参加学士论文答辩。建议成绩： 评阅人(签字)： 年 月 日 中 北 大 学 毕业设计说明书评语学院： 信息与通信工程 专业 ： 电气工程及其自动化 姓名： 学 号： 题目： 四旋翼飞行器自动驾驶仪设计 答辩委员会评语：建议成绩： 答辩委员会主席(签字)： 年 月 日综合成绩：综合成绩： 第 1 页 共 53 页四旋翼飞行器自动驾驶仪设计四旋翼飞行器自动驾驶仪设计摘要：本毕业设计论文是四旋翼飞行器自动驾驶仪设计。全论文除了摘要、毕业设计书之外，还详细的说明了各种设备选择的最基本的要求和原则依据。根据四旋翼飞行器侧重于重量轻、体积小、功耗低、性价比高的特点，提出了一种数字式飞行控制系统的总体结构。飞行控制计算机是四旋翼飞行器自动驾驶仪的基本组成部件。采用模块化设计思想，设计开发了一种基于 C8051F020 高性能单片机为核心的飞行控制计算机。并且对四旋翼飞行器飞行控制系统进行需求分析，提出飞行控制系统的总体结构。飞行控制计算机是四旋翼飞行器自动驾驶仪的核心组成部分，也是研制的主要内容。为了便于控制，四旋翼飞行器采用对称分布的结构形式。本文分析了四旋翼飞行器的结构形式及其工作原理。在密切联系四旋翼飞行器工作原理和线性模型的基础上，提出控制系统的控制策略以及实施方案，采用经典的 PID 控制方法，设计了四旋翼飞行器在悬停状态下姿态控制律和位置控制律。对数字仿真结果进行分析，验证了控制方案的可行性。在密切联系四旋翼飞行器工作原理和线性模型的基础上，提出控制系统的控制策略以及实施方案，设计四旋翼飞行器在悬停状态下姿态控制律和位置控制律，对数字仿真结果进行分析，验证控制方案的可行性。 关键词：四旋翼，自动驾驶仪，悬停，飞行控制第 2 页 共 53 页Four rotor aircraft autopilot designAbstract: This graduation thesis is four rotor aircraft autopilot design. Full papers in addition to abstract, graduation design books, but also a detailed description of the various devices selected based on the basic requirements and principles. According to four rotor aircraft focused on light weight, small size, low power consumption, cost-effective features, we propose a digital flight control systems overall structure. Flight control computer is a four rotor aircraft autopilot basic component parts. Modular design concept, design and development of a performance-based C8051F020 microcontroller as the core of the flight control computer. And for four-rotor flight control system needs analysis, the overall structure of the flight control system. Flight control computer is a four rotor aircraft autopilot core component, but also developed the main content. In order to facilitate control, four-rotor aircraft using symmetrical structure. This paper analyzes the four rotor aircrafts structure and how it works. In close contact with four rotor aircraft operating principle and linear models based on the proposed control system control strategy and implementation plan, using classical PID control method designed four-rotor in hover attitude control law and position control law. Analyze the results of digital simulation to verify the feasibility of the control scheme. In close contact with four rotor aircraft operating principle and linear models based on the proposed control system control strategy and implementation plan, design four rotor aircraft in hover attitude control law and position control law, the digital simulation results were analyzed to verify control scheme is feasible.Keywords: four rotors, autopilot, hover, flight control第 3 页 共 53 页目录1 绪论.11.1 本课题的选题背景意义.11.2 国内外研究现状.11.3 课题的主要研究内容.42四旋翼飞行器自动驾驶仪.52.1 飞行控制系统需求分析.52.2 飞行控制系统总体结构.52.3系统硬件的选型和特性分析.62.3.1 处理器.62.3.2 传感器.82.3.3 执行器.102.4 飞行控制计算机原理设计.102.4.1 飞行控制计算机配置.102.4.2 飞行控制计算机设计.102.4.3 串口通讯扩展电路.112.4.4 PWM 信号隔离电路.132.4.5 飞行控制计算机设计中的问题及解决方法.142.4.6 电源设计.202.4.7 系统复位设计.222.4.8 时钟电路设计.222.4.9 飞行控制计算机的 PCB 设计.242.5 飞行控制计算机的调试和性能测试及评估.272.5.1 行控制计算机的系统调试和功能测试.272.5.2 飞行控制计算机的性能测试.30第 4 页 共 53 页3四旋翼飞行器控制规律.333.1 控制系统结构.333.2 悬停状态下控制律设计与数字仿真.343.2.1 俯仰(滚转)姿态控制.343.2.2 偏航姿态控制.363.2.3 前向(侧向)位置控制.393.2.4 高度控制.424总结与工作展望.454.1 论文总结.454.2 工作展望.46参考文献: .47致谢 .50第 5 页 共 53 页1 1 绪论绪论1.11.1 本课题的选题背景意义本课题的选题背景意义四旋翼飞行器设计任务的到来，为研究和设计超小型飞行器创造了条件。当前，四旋翼飞行器的研究还处在初级发展阶段。随着微米纳米科技的迅猛发展和微电子机械系统(MEMS)的蓬勃兴起，可以看到，四旋翼飞行器可能会走向实用化，急需解决的关键技术和难点还很多，有些问题甚至在较长一段时间内都可能难以解决，只有用现有的技术尽最大可能地解决现有的问题，我们才能不断地走在科技发展的前列。四旋翼飞行器的研制是一项包含了多种交叉学科的高、精、尖技术，其研究水平在一定程度上可以反映一个国家在微电子机械系统技术领域内的实力。它的研制不仅是对其自身问题的解决，更重要的是，还能对其它许多相关技术领域的发展起到积极的推动作用。 四旋翼飞行器的研究领域十分广阔，并且随着研究的不断深入，其研究范畴还在继续扩大。本课题不可能将所有问题都包含其中，而只能就其中的部分技术问题开展一些探索性研究工作12。自动驾驶仪原意是用自动器取代驾驶员，但是，一直到现在，作为自动飞行控制系统基本组成部分的自动驾驶仪实际上并无法完全取代驾驶员的职能，只有最完善的自动飞行控制系统才能真正取代驾驶员，实现全自动飞行3。自动驾驶仪的基本功能可以列举如下：1）自动保持三轴稳定，具体地说，即自动保持偏航角和俯仰角与某一希望角度，滚转角保持为零进行直线飞行。2）驾驶员可以通过旋钮或者其他控制器给定任意航向或俯仰角，使飞机自动改变航向并稳定于该航向，或使飞机上仰并保持给定俯仰角。3）自动保持飞机进行高度飞行。4）驾驶员通过控制器操纵飞机自动爬高或俯冲，达到某一预定高度，然后保持这个高度4。1.21.2 国内外研究现状国内外研究现状UAV，即没有出现载机飞行员的飞行器。它包括：旋翼式飞机、直升机、软式小型飞船以及其他飞行器。相对于有人驾驶的系统而言，UAV 具有很多优势（例第 6 页 共 53 页如机动性，即瞬时改变姿态的能力），近些年来在控制和商业领域已经产生了相当客观的利润5。UVA 的有事包括搜寻和营救、监视、远程检查、以及使飞行员免于危险条件下飞行的军事应用等。主要应用有：难以接近或很难到达的工作环境（例如星际飞行）；危险的工作环境（例如战争中）；飞行单调的工作环境；飞行时间长的工作环境（大气观测，数据传输等等）；及时是熟练的飞行员也不能胜任的飞行条件（例如，电影特技，飞行器的试验飞行等等）67。 人类的进步与创造性的幻想是分不开的。十八世纪后期，气球出乎意料地把人轻而易举地送到空中，开创了人类飞行实验的新纪元，并为后来飞机的上天开辟了道路。1903 年，美国莱特兄弟成功研制出世界上第一架能载人飞行的动力飞机，从而真正揭开了人类近代航空发展史的序幕8。人类对四旋翼飞行器的梦想和渴望由来己久，但受到理论认识和科技发展速度制约，四旋翼飞行器在很长一段时间里并未得到足够的重视和发展。四旋翼飞行器的设计最早可以追溯到 1907 年，在 Richet 教授的指导下，Breguet 兄弟 Louis 和 Jacque 制造了第一架旋翼式飞行器，Breguet-Richet 四旋翼飞行器的框架是由四个长长的焊接钢管支架组成，并按水平十字交叉形式分布，处于对角线位置的旋翼，其中一对按顺时针方向旋转，而另一对按逆时针方向旋转9。据说该四旋翼飞行器已经飞了起来，并且携带飞行员飞到了 1.5m 的高度，但飞行时间很短。然而这次飞行中没有用到任何的控制，可想而知，四旋翼飞行器的这次飞行的稳定性是很差的10。莱特兄弟研制的第一架动力飞机试飞陈功。此后，飞行器在科学和民用领域得到了人们广泛的认可，并最终成为了运输、娱乐和战争的可行性选择11。自从那时起，技术上已经有了很大的进步，并且开发的飞行器种类也越来越多。除了飞机，20 世纪初期也已经制造出了直升机12。旋翼式直升机中有一种叫做 Ouadrotor 的垂直起降机，也就是本人提到的四旋翼直升机。Ouadrotor 这一概念很久以前就已经提出了13。20 世纪初，法国科学家和学者 Charles Richet 制造了一个非常小的、没有驾驶员的旋翼式直升机。尽管该旋翼式直升机的飞行试验没有成功，但是这个实验使得 Richet 的一个学生 Louis Breguet 获得了灵感，并且不久之后成为了著名的航空第 7 页 共 53 页学先驱。1906 年的下半年，在 Richet 教授的指导下，Breguet 兄弟来自于著名的Breguet 钟表制造世家，并且具有丰富的工作原理知识和足够进行一系列设计工作的资金14。1907 年，Breguet 兄弟制造了他们的第一架旋翼式直升机，即Breguet-Richet “旋翼机 1 号”。Breguet-Richet 四旋翼直升机的框架是由四个常常的焊接钢管支架组成，并按照水平十字交叉形式分布，看起来有点像几个梯子装配在一起。1907 年 8 月和 9 月间，“旋翼机 1 号”在法国北方小镇杜埃进行了第一次飞行试验。据说该四旋翼直升机已经飞了起来，并且携带飞行员飞到了1.5 米的高度，但飞行时间很短15。然而这次飞行中没有用到任何控制，可想而知，四旋翼直升机的这次飞行处女秀的稳定性是很差的。George De Bothezat 在美国俄亥俄州西南部城市代顿的美国空军部建造了另一架大型的四旋翼直升机16。直升机四个螺旋桨的直径每个都是 26 英尺，并且全部的四个螺旋桨都是由一个发动机带动的。虽然 De Bothezat 四旋翼直升机先后进行了 100 多次飞行试验，但是仍然无法很好的控制其飞行，并且没有达到没过空军标准。20 世纪 30 年代，出现了一种叫做 Oemichen 的四旋翼直升机，该直升机首次实现了 1km 的垂直飞行17。紧接着 Convertawings 在纽约的 Amitycille 又制造了一架四旋翼直升机。该飞行器的螺旋桨在直径上超过了 19 英尺，并通过机翼产生向前的飞行的升力。该四旋翼直升机在设计中用了两个发动机，并且通过改变每个螺旋桨提供的推力来控制飞行器。虽然 Convertawings 四旋翼直升机飞行很成功，但遗憾的是由于缺乏对于这种飞行器的兴趣，导致了工程设计人员研究的停止1819。在此之后的数十年中，四旋翼直升机没有什么大的进展。然而，近几十年来，四旋翼直升机又引起人们极大的兴趣，很多学术论文不断发表。结构上进行了优化，动力学特性上进行了深入研究，尤其是传感器也进行了大胆的尝试，控制方法上更是不断尝试新方法。这些资料可以增进研究和爱好者对四旋翼的了解和认识2021。第 8 页 共 53 页近几十年来，四旋翼直升机又引起人们极大的兴趣，很多学术论文不断发表22。结构上进行了优化，动力学特性上进行了深入研究，尤其是传感器也进行了大胆的尝试，控制方法上更是不断尝试新方法23 。虽然国际上针对四旋翼飞行器已经进行了相当广泛和深入的研究，但在国内，目前这一方面的研究成果还很少。1.31.3 课题的主要研究内容课题的主要研究内容论文共分四章，各部分主要内容如下：第一章是绪论，阐述课题研究的背景及其意义，主要综述目前四旋翼飞行器的研究现状，以及自动驾驶仪的功能、基本组成和工作原理。第二章对四旋翼飞行器飞行控制系统进行需求分析，提出飞行控制系统的总体结构。飞行控制计算机是四旋翼飞行器自动驾驶仪的核心组成部分，也是实现技术的主要内容。首先进行系统硬件的选型，然后重点研究飞行控制计算机的设计思路、系统工作原理，设计和实现各部分工作电路，最后进行飞行控制计算机的调试和测试。第三章把小扰动线性化的数学模型作为四旋翼飞行器控制对象，进行控制律设计。在密切联系四旋翼飞行器工作原理和线性模型的基础上，提出控制系统的控制策略以及实施方案，采用经典的比例积分微分控制方法，设计四旋翼飞行器在悬停状态下姿态控制律和位置控制律，对数字仿真结果进行分析，验证控制方案的可行性。第四章是对全文所做工作进行总结，并展望后续工作的研究方向。2 2 四旋翼飞行器自动驾驶仪四旋翼飞行器自动驾驶仪第 9 页 共 53 页2.12.1 飞行控制系统需求分析飞行控制系统需求分析四旋翼飞行器要保持稳定的飞行状态必须具备各种信息传感器、自动飞行控制系统和执行机构等一整套完整设备。传感器是用来测量飞机姿态及位置信息的，自动飞行控制系统根据传感器测量出的信息生成使飞行器稳定飞行的控制指令，然后控制执行机构最终完成。自动驾驶仪是自动飞行控制系统中最基本的组成部分。四旋翼飞行器自动驾驶仪由传感器、飞行控制计算机、电子调速器以及电机构成，主要可分为传感器分系统、飞行控制计算机和伺服作动分系统，系统结构如图 1 所示。 图 2.1 自动驾驶仪系统结构图2.22.2 飞行控制系统总体结构飞行控制系统总体结构根据四旋翼飞行器飞行控制系统需求，采用如图 2 所示的数字式飞行控制系统来实现。图 2.1 中虚线以上部分是空中机载平台，其核心是基于 C8051F020 的飞行控制计算机。机载平台还包括一些非常重要的传感器 第 10 页 共 53 页 图 2.2 飞行控制系统模块框图2.32.3 系统硬件的选型和特性分析系统硬件的选型和特性分析.1 处理器处理器鉴于飞行控制系统需求，特别是为了达到其控制性能要求的情况下，满足重量轻、体积小、功耗低和成本低要求，处理器考虑在集成度高的高性能单片机中选择。在众多单片机家族中，C8051F020 是 CYGNAL 公司开发的以 8051 为内核的高性能 8 位单片机片上系统(SoC, System on a Chip)，它不但指令执行效率高，而且在芯片上还集成了很多外围电路，如 FLASH 程序存储器，RAM 数据存储器，定时器和模/数、数/模转换器等等，便于实现系统尺寸小的要求。它对 8051 的指令执行作了改变，除了部分指令(如乘法指令)以外，很多指令的执行时间都只有 12 个系统时钟周期。单片机采用先进的 CMOS 工艺，功耗大大降低，主时钟频率也大大提高，最高主时钟频率可达 100MHz；环境适应能力也大大提高，完全达到工业级标准。该芯片还集成了部分模/数和数/模转换器，串行通讯口，定时器和看门狗等模数混合电路。考虑到飞行控制计算机的功能需求，第 11 页 共 53 页几乎无需增加额外芯片就能满足要求，因此芯片可作为飞行控制计算机的核心部件。C8051F020 芯片的内部结构如图 2.3 所示。C8051F020 单片机是 C8051F 系列中一个比较有代表性的型号。该器件是完全集成的混合信号系统级 MCU 芯片，具有 64 个数字 I/O 口，主要特性：1） 高速、流水线结构的 8051 兼容的 CIP-51 内核(可达 25MIPS)。2） 全速、非侵入式的在系统调试接口(片内)。3） 64KB 可在系统编程的 Flash 存储器。4） 4352(4096+256)B 的片内 RAM。5） 可寻址 64KB 地址空间的外部数据存储器接口。6） 硬件实现的 SPI、SMBus/I2C 和两个 UART 串行接口。7） 5 个通用的 16 位定时器。8） 具有 5 个捕捉/比较模块的可编程计数器/定时器阵列。9） 片内看门狗定时器，VDD 监视器和温度传感器。图 2.3 C8051F020 内部结构图芯片上的硬件调试电路和 JTAG 测试电路大大简化了调试方法和程序烧制的方法，只需要连上仿真器，便可以在线进行程序调试和烧制。CYGNAL 公司为该第 12 页 共 53 页芯片的应用开发了一套完整的应用软件Cygnal IDE，它集成了编程、编译和调试跟踪和程序烧制等功能，使得对该芯片的应用编程非常方便、快捷。.2 传感器传感器1 MIN-IVA900 惯性测量单元模块为了测量四旋翼飞行器的 3 轴角速度和 3 轴线加速度信息，系统选用航天长城科技有限公司的 MIN-IVA900 惯性测量单元模块(图 2.4)。MIN-IVA900 的惯性传感元件为 3D 陀螺仪和 3D 加速度计。MIN-IVA900 模块通过 RS-232 或者 RS-485 协议与外界通讯，结构紧凑、体积小、功耗低，重量仅为 74g，规格为 25cm65cm90cm。图 2.4 MIN-IVA900 惯性测量单元模块2 HMR2300 磁航向计由于惯性测量单元的误差随时间积累，单独提供飞行器的姿态信息不能满足系统的自主飞行控制要求，因此需要使用三轴磁航向计对惯性测量单元的航向姿态信息进行修正。虽然磁航向计信号时间较长，不能单独为四旋翼无人机的飞行控制提供可用的导航信号，但它是导航测量系统中必不可少的测量姿态的辅助传感器。系统选用霍尼韦尔公司的三轴智能数字磁航向计 HMK2300(图 2.5)，来检测磁场的强度和方向，通过 RS-232 或者 RS-485 协议与外界通讯。电桥输出端相应电压的变化通过一个 16 位 AD 转换为数字量。磁航向计具有补偿硬磁干扰、铁磁物体干扰和离散磁场功能。第 13 页 共 53 页图 2.5 HMR2300 磁航向计3 DGPS系统选用 DGPS 来确定四旋翼飞行器的位置。DGPS 选用 NovAtel 公司的产品，差分基站主要由 FLEXPAK-G2L-31518 接收机、GPS-701 天线组成；差分移动站由 OEM4-G2L 以及自行设计移动站开发板组成。4. SRF05 声纳高度计由于四旋翼飞行器的飞行高度较低，系统选用声纳高度计测量飞行器离地高度。SRF05 超声测距模块(图 2.6)，体积小(43mm20mm17mm)、重量轻(10g)，工作电压为 5VDC，发射角可达 90，测量范围 0.014m，测量精度在 0.01m 以内。SRF05 超声测距模块通过标准 I/O 总线输入输出信号，信号周期为 30ms。当向 SRF05 输入 10s TTL 触发脉冲后，SRF05 输出以 s 为单位的回波脉冲，回波脉冲宽度代表距离范围，即测量距离(单位 cm)回波脉冲宽度(单位 s)/29。第 14 页 共 53 页图 2.6 SRF05 声纳高度计.3 执行器执行器由于四旋翼飞行器要求成本低、重量轻，系统选用 A2915 外传子无刷直流电机(图 2.7)。A2915 无刷直流电机工作电压为 7.216.8VDC，电流为 335A，功效为 90，重量仅为 154g，通过改变电机电枢电压接通时间和通电周期的比值(即占空比)来改变平均电压的大小，从而控制电机的转速。浆叶型号为 12 6 APC-E。对于四旋翼飞行器来说，这种电机既提供很大的旋翼拉力，又减轻了整个飞行器的重量。图 2.7 A2915 外传子无刷直流电机2.42.4 飞行控制计算机原理设计飞行控制计算机原理设计2.4.1 飞行控制计算机配置根据四旋翼飞行器飞行控制系统的需求和系统硬件的选型，飞行控制计算机采用如下配备方案：1) 提供足够的程序存储空间和数据存储空间。2) 提供 4 个 RS-232 标准的串行通信口，1 个 I/O 口，分别分配给惯性测量单元模块、磁航向计、DGPS、数字电台和高度计。3) 提供 4 路控制电机的高精度 PWM 控制信号。4) 提供 4 个 I/O 口，用来采样 4 个电机的转速信号。2.4.2 飞行控制计算机设计根据飞行控制计算机的配置，设计飞行控制计算机结构如图 2.8 所示。第 15 页 共 53 页图 2.8 飞行控制计算机结构基于四旋翼飞行器体积小、重量轻、功耗低的特点，挑选材料时，尽可能选用贴片封装的电阻、电容及元器件，使整机重量减轻，尽可能选用低功耗的CMOS 元器件，使整机功耗降低。考虑到控制程序可能用到大量数据，或者为了节省计算时间而采用查表方式来计算超元函数值时，需要较大的内存空间，但是 C8051F020 只有4352BRAM(4KB 片上 RAM+256B 核内 RAM)，可能不能满足复杂控制及信号处理软件的开发。因此采用静态 RAM 芯片 IS62C256 在 C8051F020 片外扩展了 32KBSRAM。2.4.3 串口通讯扩展电路虽然 C8051F020 具有 2 个增强型 UART 异步串行接口，但仍不能满足飞行控制系统多路串行通信接口的需要。目前比较通用的串口扩展方案有两种，一种串口扩展方案是用软件实现，用通用 I/O 口软件模拟串口的时序，这种方法存在的缺点有：每个位的采样次数低，一般只能做到每位 2 次，这样就难以保证数据的正确性。软件模拟串口一般不能实现高于 4800bps 的波特率，不能满足本系统的要求。软件模拟串口将占用大量的 CPU 时间，尤其是要多串口同时工作时，无法保证通讯的实时性和可靠性。另一种串口扩展方案是用硬件实现，使用多串口单片机或专用串口扩展芯片。根据前面飞行控制计算机的配置方案，外部需要扩充 4 路带输入输出缓冲的串行通信口，可以将 C8051F020 片上的 2 个增强型 UART 异步串行接口作为备用或系统功能扩展时用。显然，在需要扩展 4 路串行通信口时，方案一是不可行的，而方案二可行，目前市场上有很多专用串口扩展芯片，应根据不同的应用场合选择合适的芯片。第 16 页 共 53 页TL16C554FN 经过电平转换模块与串行接口连接的具体电路如图 2.10 所示。图 2.9 串口通讯扩展及外部 RAM 扩展图 2.10 串口通讯扩展电路2.4.4 PWM 信号隔离电路C8051F020 内部集成有一个可编程计数器阵列 PCA0(Programmable CounterArray)，PCA0 包含有一个专用的 16 位的计数器/定时器和 5 个 16 位第 17 页 共 53 页捕捉/比较模块。每个捕捉/比较模块都有自己的 I/O 线(CEXn)。通过交叉配置开关，可以将 I/O 线连到并行 I/O 端口。每个捕捉/比较模块可以独立输出 16 位 PWM 信号。设计中 4 个周期为 20ms 的 PWM 信号由捕捉/比较模块 0捕捉/比较模块 3 产生。飞行器的电机在转动过程中会产生比较大的冲击电流，为了加强飞行控制系统的可靠性，需要对飞行控制计算机输出的 PWM 信号进行隔离。PWM 信号的隔离若采用高速光电耦合器如 6N137，对 4 路 PWM 信号的隔离需要 4 个光电耦合器，它们总共需要近 80mA 的工作电流，这对于由电池供电的系统是不能忍受的，同时光电耦合器需要大量的电阻、电容配合工作，这会增大 PCB 的面积，这有悖于本系统体积小、重量轻、功耗低的设计目标。光电耦合器的响应速度也是制约其在高速场合应用的一个弊端。这里，PWM 信号采用 ADI 公司的 iCoupler 系列数字隔离器进行信号隔离，该器件将 COMS 与芯片级变压器技术相结合，以便实现尺寸、成本和功耗都优于光电耦合器的隔离解决方案。本系统采用一片 ADuM1400 实现了 4 路 PWM 输出信号的隔离，很好的实时性，大大减小了系统功耗和 PCB 面积，取得了良好的效果。 PWM 信号隔离电路如图 2.11 所示。第 18 页 共 53 页图 2.11 PWM 信号隔离电路2.4.5 飞行控制计算机设计中的问题及解决方法 存储空间和 I/O 空间的地址分配C8051F020 是单片机结构的片上系统，内部 256 个单元的 RAM 和寄存器单独编址，片上 4KB RAM、外部扩展存储器及 I/O 空间采用统一编址的方式，因此系统设计时，必须合理设计片上 RAM、外部扩展 SRAM 和 I/O 的空间分配。外部 RAM 扩展如图 2.9 所示。地址信号 A15(P5.7)经过反相器 4069 输入给外扩 SRAM 芯片 IS62C256，A15 经过 3-8 译码器输入给串口扩展芯片 TL16C554FN，实现空间地址的分离。空间地址译码电路实现如图 12 所示。 图 2.12 地址译码电路设计的地址译码电路实现简单，仅需要一个非门和一个 3-8 译码器便可实现以上的空间分配译码，不仅把外部 SRAM 和片上 RAM 分开，而且各个扩展串第 19 页 共 53 页口的空间也相互独立。存储空间和 I/O 空间地址分配如表 1 所示。扩展串口UART0、UART1、UART2、UART3 地址属于外部 I/O 地址空间。表 2.1 存储空间和 I/O 空间的地址分配 总线时序匹配考虑和芯片选型多个芯片通过总线互连进行通信时，一个非常关键的问题就是时序匹配问题。而对于高速总线，还必须结合 PCB 布线延迟来考虑。高速总线如果不计 PCB 布线延迟，而通过理论计算恰好能够满足彼此的时序条件时，则还必须选择高性能的芯片，以便给 PCB 布线提供余量。而有时无论怎么选择芯片，芯片之间的时序都不能满足，可以考虑通过 PCB 布线延迟来满足，从而使得芯片之间的时序最终完全匹配，信号传输可靠。第 20 页 共 53 页对于接收信号的芯片，由于工艺原因，往往有 TDS和 TDH性能参数要求。TDS为信号相对于有效时钟沿的建立时间，TDH 为信号相对于有效时钟沿的保持时间，其含义如图 2.13 所示。图 2.13 总线信号输入时芯片要求的时序对于发送信号的芯片，会提供信号输出的性能参数和 。表示信号相对于有效时钟沿的最小延迟时间，表示信号相对于有效时钟沿的最大延迟时间。其含义如图 2.14 所示。图 2.14 总线信号输出时芯片要求的时序当时序匹配时，应该满足的两个关系式为 其中，是 PCB 布线延时，跟信号线的阻抗和走线长度有关，是系统时钟周期。总线分为同步和准同步总线两种情况，而每种情况又分为地址线及控制线和数据线两类(即从单向和双向来考虑)。同步总线情况下，数据线这种双向信号，要考虑到不同的数据源和不同的接收端。准同步总线情况下，尽管没有时钟参考，但是一般的芯片接口会设定一个有效的跳变沿作为有效参考沿，而其他的输入时延要求和输出时延性能参数都是相对该参考沿的。从接收和发送芯片的手册中，第 21 页 共 53 页都可以查到相应的时序匹配要求。下面就飞行控制计算机的芯片选型情况，分析一下总线上选定芯片之间的时序匹配情况和对 PCB 设计提出的相应要求。SRAM 芯片为 IS62C256，UART 扩展芯片为 TL16C554FN。C8051F020 往 SRAM 芯片 IS62C256 写数据时，IS62C256 对总线信号的写时序要求：，。和是相对于信号的上升沿，也就是说该 SRAM 是利用的上升沿来锁存 Din 上的数据，这两个时序参数需要综合考虑将 PCB 布线和软件配置相结合才能满足，而，等其他参数一般可以通过软件灵活设置来满足。有的 CPU 总线接口的和要求也可以通过软件配置来增加几个周期。对于 C8051F020 来说，从带块选择的非复用 8 位写时序要求可以看出：与SRAM 的、和相对的参数分别是、和，其中，。由，得。由得。当然还可以检查 SRAM 其它几个时序参数的满足情况，一般满足了、和这三个参数要求后，其他参数要求可以自然满足。C8051F020 往串口扩展芯片 TL16C554FN 写数据时，从 TL16C554FN 的时序要求可以看出：与 C8051F020 写时序中的、和相对的参数分别是、和。由,则要求。有,则要求。相应的 PCB 布线延迟要求。由于 SRAM 芯片和串口扩展芯片同时处于 C8051F020 的外部总线上，所以两个芯片必须同时满足。综合以上 C8051F020 分别写 SRAM 芯片和写串口扩展芯片的分析，可以得出 C8051F020 总线接口写时序的配置和 PCB 布线要求：，。根据同样的道理，分析 C8051F020 读 SRAM 芯片时序匹配要求，可以得到，。分析 C8051F020 读串口扩展芯片时序匹配要求，可以得到，。综合以上C8501F020 分别读 SRAM 芯片和读串口扩展芯片的分析，可以得出 C8051F020 总线接口读时序的配置和 PCB 布线要求：，。根据以上读写时序分析的结果，综合考虑可令 C8051F020 的外部存储器时序控制寄存器(EMIOTC)为 0x45，使两者时序达到最佳匹配状态。PCB 设计时，应该控制数据线相对于 WR 和 RD 信号线的线长差，以保证延迟时间不超过 50ns 和45ns。这个结果对于 C8051F020 的单板 PCB 设计来说，余量非常宽松，基本可以不考虑。 芯片间多种逻辑电平的互连第 22 页 共 53 页随着集成电路设计工艺的发展，集成芯片采用了多种制造工艺。很多芯片采用的是经典的 5V TTL 或者 5V CMOS，因此它们的接口电平为 TTL 或者CMOS 电平标准，而新开发出来的芯片往往是采用新的工艺，比如低电压 TTL或者低电压 CMOS，它们相应的的接口电平为 LVTTL 或者 LVCOMS 电平标准。 因此多种逻辑电平共存是现代数字电路系统设计的普遍现象，但是这也最容易被忽视而产生问题，成为通信不可靠的问题之一。在进行 C8051F020 系统原理设计时，必须考虑多种逻辑电平的对接处理和选择。几种常用集成工艺和数字逻辑电平如表 2.2 所示。表 2.2 几种常用集成工艺和数字逻辑电平C8051F020 是 LVCMOS 工艺设计的内核，I/O 与内核供电电压统一为3.3V。数字逻辑电平的门槛电压为：输入高电平：，输入低电平：；输出高电平，输出低电平。因此连接芯片的信号逻辑电平都必须与 C8051F020 匹配，不能匹配的要设计相应的匹配电路。SRAM 只跟 C8051F020 芯片有信号连接，为了避开电平不匹配的问题，因此选用 3.3V CMOS 工艺的 SRAM 芯片。上文中提到的 SRAM 芯片 IS62C256 采用的便是 3.3V CMOS 工艺，根据芯片手册提供的数据为：输出高电平：，输出低电平；，。因此 SRAM 芯片 IS62C256 与 C8051F020 单片机能够电平相配。串口扩展芯片 TL16C554FN 功能非常完善，技术也非常成熟。它是传统的 5V TTL 工艺生产的，在选型和应用时要特别注意。它要求的输入高电平范围为，输入低电平范围为，因此 C8051F020 的高电平信号，TL16C554FN 能够分辨出来。TL16C554FN 的输出高电平，从理论上能满足 C8501F020 的电平要求。但是TL16C554FN 是 5V 供电芯片，实际信号输出时输出高电平常常大于 3.3V，高于第 23 页 共 53 页C8501F020 供电电压这样容易造成电路硬件闩锁，并且降低芯片的工作寿命。一般如图 2.15 处理。 图 2.15 防止输入信号过压的方法幸运的是，C8051F020 在芯片设计时将这部分电路集成到内部，外部原理设计时无需加这种电压限位电路。同理，系统中其它任何有信号连接的芯片，都要检查是否存在电平不匹配的问题。2.4.6 电源设计基于四旋翼飞行器低功耗的设计目标，尽可能选用低功耗的 CMOS 芯片，使系统功耗降低。电源电路设计对于飞行控制计算机的性能是非常重要的。C8051F020 飞行控制计算机中主要有 5V 和 3.3V 的数字电源以及 3.3V 模拟电源。由于 5V 电源通过电源变换芯片 MC7805T 提供，所以在飞行控制计算机电源设计时，只需要考虑 3.3V 电源设计和计算出 5V 电源功率要求，以便为整个系统的电源设计提供设计思路。而 3.3V 电源可以通过电源变换电路从 5V 电源变换过来。飞行控制计算机中，各芯片电源功率统计如表 2.3 所示。表 2.3 芯片电源功率统计第 24 页 共 53 页上表指出，系统正常工作需要电源功率需求约为，但是可能的最大瞬时电流为，如果采用线性调压器，很难选择合适的供电芯片。按照最大电流来选择，又会造成资源浪费，而且会造成电源的功率增加，因为是线性调压器的效率较低，如从变换到的效率为，而且和的压差不大，要提供 1A 左右的电流，比较麻烦。因此设计中选用 TI 公司的小功率开关电源芯片 TPS7333Q，把 (VCC)电源转化成 (VDD)数字电源和 (AV+)模拟电源，实现了电源设计如图 2.16 所示。图 2.16 电源变换电路芯片 TPS7333Q 持续输出的正常电流为 500mA，最大输出电流可达 2A，完全满足基本系统的设计要求，效率超过百分之八十。这样对外部的 5V 电源要求提供的额定功率为，最大功率为。另外，为了增加电源的稳定性，防止噪声和干扰，减小纹波，在系统各电源入口处增加一系列电容，因为不同容值的电容可以滤掉不同频率的纹波。2.4.7 系统复位设计复位方案设计对系统的可靠性非常关键，复位不完全或者不可靠，会造成控制系统上电时误动作，导致破坏性影响，异常复位会直接导致系统失控。采用的系统复位策略：飞行控制计算机上电后，复位 C8051F020 单片机，其他芯片处于复位状态。然后 C8051F020 开始执行初始化程序，将复位信号置于无效状态，初始化接口，通过 I/O 端口去初始化其他芯片。而 C8051F020 单片机本身有多第 25 页 共 53 页种提高系统可靠性的复位源，如电源电压过低复位，时钟丢失复位和程序跑飞时导致的看门狗复位。这些复位直接对 C8051F020 复位，这样 C8051F020 重新运行程序，并检查某些状态寄存器来选择初始化的外部设备，从而进入正常的工作状态。系统复位设计如图 2.17 所示。图 2.17 飞行控制计算机的复位设计2.4.8 时钟电路设计时钟是时序的基础，时钟电路的设计是电路设计中一个非常重要的环节。在 C8051F020 单片机的振荡器中，有一个内部振荡器和一个外部振荡器驱动电路每个驱动电路都能产生系统时钟。外部振荡器的精确度高，稳定性好，使用方便，并且可以节约单片机的资源。外部振荡器的时基信号可以来自于外接晶体、外部 RC 网络、外部电容电路、外部 CMOS 电平时钟源。设计中采用外部振荡器，使用晶体作为 C8051F020 的外部源。C8051F020 提供了两个时钟管脚 XTAL1 和 XTAL2。设计中采用一个 25.3648MHz 晶体提供时钟，如图 2.18 所示。第 26 页 共 53 页图 2.18 时钟电路首先配置外部振荡器控制寄存器 OSCXCN，将 XOSCMD 位设置为 110b 以直接使用晶体频率，25.3648MHz 的晶体要求外部振荡器频率控制值(XFCN)为 111b，然后将内部振荡器控制寄存器 OSCICN 的 CLKSL 位设置为 1，即选择外部振荡器作为系统时钟。因为晶体振荡器电路对 PCB 电路板的布局非常敏感，设计中将晶体尽可能地靠近器件的 XTAL 引脚，并在晶体引脚接负载电容C3、C4；引线尽可能短，并用地平面屏蔽，以防止其他引线引入噪声或干扰。晶体振荡器的启动需要几毫秒的时间，当外部晶体振荡器稳定运行时，晶体振荡器有效标志(XTLVLD)被硬件置为 1。XTLVLD 检测电路要求在使能振荡器工作和检测 XTLVLD 之间至少有 1ms 的启动时间，在外部振荡器稳定之前就切换到外部振荡器可能会导致不可预见的后果。设计如下程序解决：1）使能外部振荡器。2）等待至少 1ms。3）询 XTLVLD 是否为 1，如果是进入步骤(4)，否则继续查询该标志位。4）将系统时钟切换到外部振荡器。2.4.9 飞行控制计算机的 PCB 设计四旋翼飞行器载重有限，系统侧重要求重量轻、体积小、功耗低、成本低。飞行控制计算机必须稳定可靠地运行，否则将导致控制出现偏差，严重时可能产第 27 页 共 53 页生严重后果。影响控制器可靠安全运行的主要因素有：PCB 的走线与布局、信号传输、供电方式与地线设计、电磁干扰等。 系统功能高密度问题的解决为了满足重量和体积方面的要求，元器件选型时要尽量选用集成度高的芯片和先进的加工工艺，以便减小 PCB 的面积，通过表面组装技术(SMT)可以实现元器件的高度密集，同样功能的器件其重量和体积将大大减小，从而减小了系统重量和体积。C8051F020 系统的 PCB 设计相对来说比较简单，元器件不多，采用双面表面组装技术后，PCB 板上的器件密度较低，所以采用双面板就可以制作 PCB。 高速总线 PCB 布线设计高的处理能力要求高的系统时钟频率和宽的系统总线，这就带来了高速数字信号的 PCB 设计问题。按照传输线理论来处理这些问题，如高速总线 PCB 布线设计和 PCB 布线的拓扑结构。高速总线 PCB 布线设计要考虑高频信号的传输问题。但是在具体处理时，还有一些值得注意的地方。高速数字信号的原理图设计和 PCB 设计应该紧密相连，在功能原理允许的范围内，要不停修改原理图来方便 PCB 走线。这样 SRAM 的地址线和数据线连接方法随着 PCB 布线的需要，设计中通过不断调整原理图中数据线和地址线的连接方法，使得 C8051F020 和 SRAM 芯片之间的连线非常顺畅，如图 19 所示，右上角一个双排引脚的芯片为 SRAM，左下角芯片为 C8051F020，右下角为 SRAM 与 C8051F020 之间的 8 位数据线，左上角为 SRAM 与 C8051F020 之间的 15 位地址线。 信号线的参数设置和拓扑结构信号线的参数设置和拓扑结构是设计的关键。由于该总线频率不是非常高，可以省去仿真步骤。关于线长控制，只需要满足原理设计中提出相关时延要求(一般按照 计算)。根据传输线理论可知阻抗均匀是减少高频反射的一个重要途径，因此同一信号线尽量在同一个信号层内走线，保证回流通路一致，同一信号层内只要保证走线线宽、线厚一致，阻抗就均匀。线宽、线厚、层厚以及型材决定了第 28 页 共 53 页信号线的特征阻抗。例如，设计中线宽 8mil，线厚 ，层厚 ，如果选用 型材，介电常数，可计算出该信号线的特征阻抗 欧左右。C8051F020 的总线最高频率可能达到 50MHz，总线上有 SRAM 和串口扩展芯片或者译码芯片。这种总线属于高速、多点驱动源(数据线)或者一对多点式的总线，PCB 布线的拓扑结构非常重要。根据传输线理论，采用手形式的拓扑结构布线设计 PCB 布局，如图 2.20 所示。图 2.20 内存总线的 PCB 布局 地线的设计电路的接地方式与位置、地线的走向与宽度直接影响到整个系统的工作可靠性。电源和地采用平面滤波处理时，滤波效果最好，也就是说尽量让电源和地形成耦合的平面，以构成平行板电容器的效果。地线与电源线应适当加粗。当线条太细时，由于这些线的阻抗，致使电源和接地电位随负载电流而变，导致噪声增加。因此应将接地线条加粗，使它能通过三倍于印刷电路板上的允许电流。如有可能，接地用线应在 23mm 以上。印刷板上的接地线，应设计成网格状，以减少电流环路面积，减少接地电位差，提高抗噪声能力。数字地、模拟地分开走线，在飞行控制计算机板上不相连，而是在整个飞行控制系统电源模块部分单点连接。数字部分和模拟部分独立供电。即使同是数字地或模拟地，各单元电路不要采取简单的公共地线串联一点接地，而应采取独立地线并联一点接地方法，以消除各电路电流流经公共地时所产生的共阻抗耦合干扰。地线及电源线的走向与数据传第 29 页 共 53 页递的方向一致，将有助于增强抗噪声能力。在晶振电路及其他高频电路下面通常应采用大面积接地方式，以起屏蔽作用。 PCB 布线处理布线不仅是为实现电路的连接，更要考虑系统工作性能。在印刷板上，信号传输线的延时时间不应大于使用器件的标称延时时间，也就是说印刷板上的引线长度越短越好，最好不超过 25cm。尽量使用 45 折线，而不要用 90 折线布线，以减少高频信号对外的发射与耦合。输入、输出导线应尽量避免相邻平行，最好加线间地线。两面的导线要相互垂直、斜交或弯曲走线，避免相互平行，以减少寄生耦合。用地线将时钟区圈起来，时钟线要尽量短。晶体振荡器下面不要走线。闲置门电路的输入端不要悬空，可采取并用、接地、接高电平等方式，以减少外部干扰信号对系统的影响。飞行控制计算机的 PCB 如图 2.21 所示，其中 PCB 的右侧为电源转换电路，提供传感器和 PCB 上芯片的工作电源，粗黑线为电源线。图 2.21 飞行控制计算机的 PCB 图第 30 页 共 53 页2.52.5 飞行控制计算机的调试和性能测试及评估飞行控制计算机的调试和性能测试及评估2.5.1 行控制计算机的系统调试和功能测试根据 CYGNAL 公司提供的集成开发环境和调试指南，将设计的基于C8051F020 的飞行控制计算机单板，连同调试计算机(PC 机)一起构成硬件调试和应用程序开发系统如图 2.22 所示。图 2.22 调试系统飞行控制计算机单板调试时，首先设计出调试方案，然后按部就班地进行，否则很容易导致元器件烧坏。根据系统结构，设计如下调试步骤：1）连接电源，检查 3.3V 数字电源和 3.3V 模拟电源的电压准确性，检查电路板是否有过分发热的芯片。2）连接仿真器，检查仿真器是否能连接，是否能下载小的测试程序。3）内存遍历测试(包括片内 RAM 和扩展的片外 SRAM)。4）串口功能测试(包括片上串口和扩展串口)。5）I/O 功能调试。内存遍历测试主要是检查所有总线信号是否有短路和断路现象，检查内存映射是否与设计的相同，有没有内存重叠现象(多个芯片映射到一块相同的地址空间，这样会导致总线冲突)。但是普通的计算机系统要遍历所有内存比较麻烦，原因就是程序也会占用 RAM 空间，对这片 RAM 空间进行读写会导致程序不能继续运行。C8051F020 的程序直接在 FLASH 中运行，程序数据较少，一般直接放在 255 个寄存器中，因此可以直接读写内部 4KB RAM 和外部扩展的 32KBSRAM。根据这些思想，设计的程序流程图如图 2.23 所示。第 31 页 共 53 页图 2.23 内存遍历测试程序流程图另外，在 CYGNAL 集成开发环境中 TOOLS 的 Memory Fill-ExternalMemory 打开的内存映射窗口中，修改某串口地址空间里的内容，可以用示波器测量相应串口芯片的片选信号，以便检查各串口地址空间映射的正确性。串口功能测试时，对于 4 个 RS-232 串行通讯接口采用如图 2.24 所示的方法调试。采用这种自环方法测试，实现简单，故障检测灵活。比如 RS-232 串口测试中，如果串口 4 的收发数据完全相同，则 4 个串口的收发功能完全正常。假设串口 4 的收发数据不同，就可以去查串口 1 的接收数据和串口 4 的发数据是否正常，然后查串口 2 的接收数据和串口 3 的发数据是否正常，从而定位哪个串口功能异常。第 32 页 共 53 页图 2.24 串口调试连线图串口通信的可靠性测试比较简单，但却是非常重要的项目。串口测试采用收发帧的方式，连续发送一千帧带校验和的数据，测试各串口的收到情况。偶尔会有串口丢帧现象，表 2.4 为测试结果。表 2.4 串口测试从数据可以发现，串口波特率越高，丢帧现象越明显。另外，当串口的缓冲区溢出门限设置得低一些，丢帧现象要少些。从这一现象可以看出，当中断源多时，C8051F020 有可能来不及响应，从而导致数据帧丢失。2.5.2 飞行控制计算机的性能测试四旋翼飞行器飞行控制计算机的性能测试是为了评估该飞行控制计算机的运算能力、伺服放大性能、可靠性要求是否能满足设计要求。飞行控制计算机的性能测试包括如下几个方面：1）浮点数计算能力。2）中断响应和管理能力。第 33 页 共 53 页浮点数运算能力主要测试飞行控制程序中用到的常用数学函数的计算耗时情况。飞行控制程序中常用函数有开方 sqrt(x)，三角函数和反三角函数以及浮点乘除法。运算能力测试时，采用 C8051F020 内部定时器计时，Keril C51 的标准函数库，数据类型为 float，并进行多次计算求平均。采用内部定时器定时，运算能力测试结果如表 2.5 所示。表 2.5 运算能力测试从上表可以看出，C8501F020 的浮点数计算能力不是很好，特别是比较复杂的函数，耗时特别多。另外需要注意的是，这些函数值计算时，不同的自变量的值，耗时差异很大，导致程序执行周期振荡较大。因此，在飞行控制程序设计时，应该尽量减少复杂函数的调用，或者采用查表的方式替代。C8051F020 的中断管理能力和中断响应速度对飞行控制数据采集影响很大。如果中断响应延迟较大，传感器的数据来不及接收而被丢失掉。对于定时中断，如果响应来不及，会导致系统计时不准确。C8051F020 支持 22 个中断，两个优先级，但是只有两个外部中断源、。中断管理能力测试采用多中断源的方法，同时打开 2 个外部中断源、定时中断和自身串口中断等多个中断。同时，将所有中断源设为两个级别，其中定时中断为高优先级，其它都为低优先级。进行多次测试求平均数，测试结果如表 2.6 所示。表 2.6 中断管理能力测试第 34 页 共 53 页经过测试，发现 C8051F020 的中断响应速度较快，C8051F020 对中断的管理能力相当不错，多中断源时，基本不会丢失中断。测试过程中发现，C8051F020 对中断响应也是很快的。在专门的中断响应延迟测试时，将定时中断间隔设置到 级，还是来得及响应。也就是说，如果没有其它中断正在执行的话，C8051F020 的中断响应延迟时间只有几个到十几个机器周期。3 3 四旋翼飞行器控制规律四旋翼飞行器控制规律第 35 页 共 53 页3.13.1 控制系统结构控制系统结构通过人为引入四个控制量(u1，u2，u3，u4)，把非线性耦合模型分解成四个独立的控制通道，四旋翼飞行器整个系统可以被描述为角运动和线运动两个子系统构成，角运动子系统影响线运动子系统，而线运动子系统不影响角运动子系统。图 3.1 表示角运动和线运动两个子系统的关系示意图。因此在设计四旋翼飞行器的飞行控制系统时，应首先考虑控制俯仰(滚转)姿态运动，其次考虑控制前向(侧向)位置运动。控制系统主要包含两个控制回路：一个是控制飞行器姿态的姿态控制回路，另一个是控制飞行器位置的位置控制回路。由于姿态运动模态的频带宽，运动速度快，所以姿态控制回路作为内回路进行设计；而位置运动模态的频带窄，运动速度慢，所以位置控制回路作为外回路进行设计。位置控制回路的控制指令可预先设置或由导肮系统实时产生。位置控制回路使得四旋翼飞行器能够悬停在期望位置或按照参考位置轨迹信号进行飞行。姿态控制回路的作用是使四旋翼飞行器保持稳定的飞行或悬停状态。在两个控制回路共同产生的控制信号作用下，四个旋翼的转速分别作相应的调整，使得四旋翼飞行器能够按照控制指令要求进行悬停控制和稳定飞行。四旋翼飞行器控制系统的结构框图如图 3.2 所示。图 3.1 角运动和线运动的关系第 36 页 共 53 页图 3.2 控制系统的结构框图3.23.2 悬停状态下控制律设计与数字仿真悬停状态下控制律设计与数字仿真3.2.1 俯仰(滚转)姿态控制俯仰角的传递函数为 （3-1）控制前的俯仰(滚转)姿态回路的单位阶跃响应如图 3.3 所示。第 37 页 共 53 页图 3.3 控制前俯仰(滚转)姿态回路的单位阶跃响应图 4.3 可以看出，俯仰(滚转)姿态回路在没有控制的情况下，系统动态特性较好，但是存在稳态误差，所以考虑利用积分控制消除稳态误差。积分控制会降低系统的动态性能，甚至造成闭环系统不稳定，在系统控制设计中，很少单独采用积分控制规律，此处采用比例积分控制对俯仰姿态回路进行控制。比例积分控制的俯仰(滚转)姿态回路结构图如图 3.4 所示。图 3.4 俯仰(滚转)姿态控制回路结构图第 38 页 共 53 页利用 Matlab 参数寻优设计工具，求得 ,。将所求比例积分参数设置到系统中，此时系统的单位阶跃响应曲线如图 3.5 所示。图 3.5 比例积分控制的俯仰(滚转)姿态回路的单位阶跃响应俯仰(滚转)姿态控制回路在单位阶跃信号输入下的各性能指标为：，。从阶跃响应图 3.5 可以看出，对于俯仰(滚转)姿态回路，采用比例积分控制，能够保证系统的稳定性，稳态误差为零，并且系统响应速度快，趋于稳态时的速度很快，系统性能得到有效地改善。3.2.2 偏航姿态控制偏航角传递函数为： （3-2）控制前的偏航姿态回路的单位阶跃响应如图 3.6 所示。第 39 页 共 53 页图 3.6 控制前偏航姿态回路的单位阶跃响应由图 3.6 可以看出，偏航姿态回路在没有控制的情况下，系统随着时间的增加，偏航角线性增长，动态性能和稳态性能都很差。采用比例积分控制对偏航姿态回路进行控制。比例积分控制的偏航姿态回路结构框如图 3.7 所示。图 3.7 比例积分控制的偏航姿态回路结构框图采用凑试法整定比例积分参数。选取的比例积分参数为：,。将比例积分参数设置到系统中，偏航姿态控制回路的单位阶跃响应如图 3.8 所示。第 40 页 共 53 页图 3.8 比例积分控制的偏航姿态回路的单位阶跃响应偏航姿态控制回路在单位阶跃信号输入下的各性能指标为：，。从图 3.8可以看出，偏航姿态控制回路在比例积分控制下，系统超调量仍然偏大。若比例积分参数采用,，虽然系统超调量减小，但是系统的其它性能又会变差，所以考虑采用比例分离法对偏航姿态回路进行控制。比例分离法的偏航姿态控制回路结构框图如图 3.9 所示。比例分离法的偏航姿态控制回路的单位阶跃响应如图 3.10 所示。图 3.9 比例分离法的偏航姿态控制回路结构框图第 41 页 共 53 页图 3.10 比例分离法的偏航姿态控制回路的单位阶跃响应偏航姿态控制回路在单位阶跃信号输入下的各项性能指标为：，。从阶跃响应图 3.10 可以看出，对于偏航姿态回路，采用比例分离法，能够保证系统的稳定性，稳态误差为零，并且响应速度较快，系统性能得到有效地改善。3.2.3 前向(侧向)位置控制当四旋翼飞行器悬停时，姿态控制回路的输入为零。受到外界干扰后，姿态控制回路能够抑制干扰影响，使四旋翼飞行器尽快恢复到稳定悬停状态。然而当四旋翼飞行器再次回到悬停状态时，其位置会发生改变。为了使四旋翼飞行器受干扰后还能回到干扰前的位置，并能按照位置指令飞到期望位置，就必须通过设计位置控制系统来实现。位置控制系统可以有两种设计形式：一种是将前面设计过的姿态控制系统作为内回路，而位置控制系统则作为外回路进行设计；另一种是将姿态控制回路断开，直接针对原对象进行设计。鉴于前一种形式中的姿态控制回路对设计对象的不确定性有抑制作用，其设计性能要优于后者，因而这里采用前一种位置控制形式作为设计方案。扰动速度与扰动俯仰角的传递函数为：第 42 页 共 53 页 （3-3）在悬停小扰动情况下，当偏航角为零时，可近似认为，这样四旋翼飞行器沿x 轴方向的扰动量与扰动俯仰角之间的关系为： （3-4）在俯仰(滚转)姿态控制回路中已经设计出,在俯仰(滚转)姿态控制作为内回路的情况下，控制前的前向(侧向)位置回路的单位阶跃响应如图 3.11 所示。图 3.11 控制前前向(侧向)位置回路的单位阶跃响应由图 4.11 可以看出，前向(侧向)位置回路在没有控制的情况下，系统动态性能较差，稳态误差较大。由于俯仰(滚转)姿态内回路中的比例积分控制抵消了位置控制回路中的积分环节，为使系统的稳态误差为零，位置控制系统的外回路仍采用比例积分控制设计方案。在俯仰(滚转)姿态控制作为内回路的情况下，比例积分控制的前向(侧向)位置回路结构框图如图 3.12 所示。第 43 页 共 53 页图 3.12 比例积分控制的前向(侧向)位置回路结构框图在俯仰(滚转)姿态控制作为内回路的情况下，比例积分控制的前向(侧向)位置回路的单位阶跃响应如图 3.13 所示。图 3.13 比例积分控制的前向(侧向)位置回路的单位阶跃响应前向(侧向)位置控制回路在单位阶跃信号输入下的各项性能指标为：，。从阶跃响应图 3.1 可以看出，对于前向(侧向)位置回路，采用比例积分控制，能够保证系统的稳定性，稳态误差为零，系统性能得到有效地改善，但是系统趋于稳态时的速度一般。第 44 页 共 53 页3.2.4 高度控制扰动速度与控制输入之间的传递函数为： （3-5）在悬停小扰动情况下，可近似认为，这样四旋翼飞行器沿 z 轴方向的扰动量与控制输入之间的关系为： （3-6）控制前的高度回路的单位阶跃响应如图 3.14 所示。图 3.14 控制前高度回路的单位阶跃响应高度回路在没有控制的情况下，系统随着时间的增加，高度线性增长，动态性能和稳态性能都很差。考虑采用简单的比例控制对高度路进行控制，改善系统的动态性能和稳态性能。比例控制的高度回路结构框图如图 3.15 所示。图 3.15 比例控制的高度回路系统结构框图第 45 页 共 53 页采用凑试法进行参数整定，比例参数, 得到满意的调节效果。比例控制的高度回路的单位阶跃响应如图 3.16 所示。图 3.16 比例控制的高度回路的单位阶跃响应高度控制回路在单位阶跃信号输入下的各项性能指标为：，。从阶跃响应图 3.16 可以看出，对于高度回路，采用比例控制，能够保证系统的稳定性，稳态误差为零，并且响应速度较快，系统性能得到有效地改善。四旋翼飞行器控制系统的结构框图中包括 6 个控制回路，设计的控制律简要总结如下：1) 俯仰(滚转)姿态控制回路，采用参数最优法整定的比例积分控制。2) 偏航角控制回路，采用比例分离法整定的比例积分控制。3) 前向(侧向)位置控制回路，使用凑试法整定的比例积分控制。俯仰(滚转)姿态控制回路作为内回路设计，前向(侧向)位置控制回路作为外回路进行设计。4) 高度控制回路，使用凑试法整定的比例控制。综合数字仿真结果，得到以下结论：1) 四旋翼飞行器完全具有稳定控制的可行性。通过比例积分微分闭环控制系统设计，可以实现悬停控制和稳定飞行的目的。第 46 页 共 53 页2) 采用四旋翼结构形式设计的四旋翼飞行器，在控制系统设计时将俯仰、滚转、偏航和高度通道分开来独立进行设计是可行的。第 47 页 共 53 页4 4 总结与工作展望总结与工作展望4.14.1 论文总结论文总结课题是仿真与控制实验室资助的科研项目。四旋翼飞行器在军事和商业领域具有很高的应用价值，随着微米纳米科技的迅猛发展和微电子机械系统的蓬勃兴起，四旋翼飞行器最终走向实用化。近年来，四旋翼飞行器在国外引起了极大关注，不断涌现最新的研究成果。课题任务是设计一种重量轻、体积小、功耗低、性价比高的四旋翼飞行器，因此论文的研究在应用上有一定的创新点。在研究的过程中主要做了如下工作：1) 根据四旋翼飞行器飞行控制系统的需求，提出了一种数字式飞行控制系统的总体结构。飞行控制计算机是四旋翼飞行器自动驾驶仪的核心组成部分，也是研制工作的主要内容。进行了传感器、处理器和执行器系统硬件的选型，采用模块化设计思想，提出了自动驾驶仪中主要部件飞行控制计算机的设计思路、工作原理，设计和实现各部分工作电路，尽量选用 SMT 技术的芯片，采用手形式拓扑结构进行信号线布线，设计开发了一种基于 C8051F020 高性能单片机为核心的飞行控制计算机，最后对飞行控制计算机进行了调试、功能测试和性能测试。2）为了便于控制，四旋翼飞行器采用对称分布的的结构形式。本文分析了四旋翼飞行器的结构形式以及垂直运动、俯仰运动、滚转运动、偏航运动、前后运动、侧向运动状态的工作原理，得出可以通过调节四个电机转速来改变旋翼转速，实现升力的变化，从而控制飞行器的姿态和位置。3）小扰动线性化的数学模型，作为四旋翼飞行器控制对象进行控制系统设计。在密切联系四旋翼飞行器工作原理和线性模型的基础上，提出控制系统的控制策略以及实施方案，采用经典的比例积分微分控制方法，设计了四旋翼飞行器在悬停状态下姿态控制律和位置控制律。4）悬停状态下姿态控制律和位置控制律的数字仿真表明，四旋飞行器完全具有稳定控制的可行性。通过比例积分微分闭环控制系统设计，可以实现悬停控制和稳定飞行的目的。采用四旋翼结构形式设计的飞行器，在控制系统设计时将各个通道分开来独立进行设计是可行的。在两个控制回路共同产生的控制信号作用第 48 页 共 53 页下